Silnik rakietowy na ciecz

Rakieta na ciecz Atlas V z ładunkiem na Marsa

Silniki rakietowe na paliwo ciekłe są napędami reakcyjnymi, które są obecnie używane głównie w podróżach kosmicznych .

W przeciwieństwie do dysków stałych , w którym w komorze spalania gotowego, befindliches w stałej mieszaninie stanu paliwa i utleniacza oparzenia się w ciekłym rakiety ( Monergol ) lub kilka ( Diergole , Triergole ) ciekłych składników chemicznych niesionych (oddzielny) promowane czołgi i rzeczywiste w Silniku . Tam zachodzi ciągła reakcja chemiczna (katalityczny rozkład monergolu, spalanie paliwa i utleniacza). Masy gazu powstałe w wyniku wzrostu przepływu objętościowego z dyszy jako masy nośnej i tym samym wytwarzają ciąg w przeciwnym kierunku. Ponieważ utleniacz jest przenoszony w rakiecie, spalanie paliwa może odbywać się bez obecności tlenu atmosferycznego, np. bez obecności tlenu atmosferycznego. B. w wysokiej atmosferze lub w kosmosie. W rakietach z ciekłym diergolenem paliwo i utleniacz są najpierw mieszane w komorze spalania , a doprowadzenie do komory spalania odbywa się w oddzielnych systemach rurowych.

Typowymi parametrami takiego silnika rakietowego są ciąg (rzeczywista siła napędowa, zwykle wyrażona w kiloniutonach (kN) , często z podziałem na ciąg naziemny lub startowy oraz ciąg podciśnieniowy ) oraz impuls właściwy jako kluczowa wartość dla sprawności silnika rakietowego. silnik niezależnie od jego wielkości.

fabuła

I etap rakiety Saturn V z łącznie pięcioma silnikami płynnymi F-1, na zdjęciu Wernher von Braun
Silnik rakietowy Walter Me 163b

Wczesne teoretyczne podejścia do wykorzystania rakiet na ciecz zostały opublikowane w 1903 roku przez rosyjskiego pioniera i lidera myśli Konstantina Eduardowitscha Ziolkowskiego pod tytułem Exploring Space Using Reaction Apparatus w rosyjskim czasopiśmie Wissenschaftliche Rundschau . Niezależnie od tego Hermann Oberth opublikował teoretyczne podstawy podróży kosmicznych przy użyciu rakiet na ciecz w swojej pracy The Rocket for Planetary Spaces z 1923 roku . 16 marca 1926 r. amerykański naukowiec Robert Goddard wystrzelił po raz pierwszy rakietę na ciecz (czas lotu 2,5 s, wysokość 14 m, zasięg lotu 50 m). W październiku 1930 r. rakieta Goddard osiągnęła już 800 km/hi wysokość 610 m. Niemal w tym samym czasie w Niemczech, od 1930 roku, uruchamia badań płynem rakiet zostały przeprowadzone w Berlinie rakietowego lotnisku przez Kosmiczną Stowarzyszenia Agencji. Niemieckie wysiłki badawcze doprowadziły w końcu - po przejęciu programu rakietowego przez wojsko - poprzez modele testowe A1 , A2 i A3 do pierwszej dużej rakiety o napędzie płynnym, jednostki 4 (A4) , która sprzedawana była głównie pod nazwą propagandową , „Broń odwetu 2”, skrót V2, powinien stać się znany. Dzięki mieszance paliwowej składającej się z 75% etanolu i tlenu po raz pierwszy przekroczyło to granicę w kosmosie. W tym samym czasie w czasie II wojny światowej mniejsze monergole były („zimne”) i diergolowe silniki rakietowe na nadtlenek wodoru ( H 2 O 2 / Petroleum lub N 2 H 4 ) jako pomoc przy starcie samolotów lub bezpośrednio do napędu przechwytujących (B. z. Me 163 ). Po upadku Rzeszy Niemieckiej i wycofaniu się naukowców i technologii rozwój kontynuowały głównie zwycięskie USA i Związek Radziecki, korzystając z przechwyconych dokumentów i niemieckich deweloperów. Podczas zimnej wojny potrzeba coraz potężniejszych ICBM popychała do przodu rozwój silników – w tamtych czasach głównie z napędem płynnym. Docelowo niektóre z tych opracowań mogłyby również zostać wykorzystane jako pojazdy nośne do podróży kosmicznych (np. warianty R-7 do ważnych lotów Sputnik 1 i Wostok 1 z Yuri Gagarinem , pierwszą osobą w kosmosie, czy amerykański Titan II Gemini ). Rozwój osiągnęła punkt kulminacyjny w latach 1960 z gigantycznym F-1 silników do rakiet Saturn V księżyca . Ostatnie wydarzenia to z. B. Głównym motorem z promu lub RD-170 z Energija rakiety, które mogą być ponownie wykorzystane. Odkąd zmieniły się wymagania dla pocisków wojskowych (mobilność, stacjonowanie na okrętach podwodnych jako SLBM , stała i natychmiastowa gotowość do wystrzelenia), rakiety na paliwo stałe, które są łatwiejsze w użyciu, zastąpiły w tym rejonie rakiety na paliwo ciekłe.

Jak pokazuje historia technologii rakietowej i los niektórych pionierów rakiet , rozwój rakiet na ciecz początkowo wiązał się z większymi zagrożeniami i przeszkodami technicznymi niż rakiety na paliwo stałe. Powodów jest wiele: ryzyko wycieków, parowania i wybuchów , uszkodzenia pomp i innych jednostek , pęcherzyki powietrza lub niedostateczne wymieszanie w komorze spalania , zmienny rozkład masy podczas spalania.

składniki

Silnik rakietowy na paliwo ciekłe składa się zasadniczo z komory spalania, dyszy, urządzenia pompującego paliwo (patrz rozdział o budowie ) oraz, jeśli to konieczne, urządzenia zapłonowego. Dodatkowymi elementami są rama oporowa, która przenosi ciąg na konstrukcję rakiety, mniejsze zbiorniki na media pomocnicze (np. sprężony gaz, płyn chłodzący, smar, paliwo pompowe i rozruchowe) oraz mniej lub bardziej skomplikowane rurociągi, zawory i regulatory przepływu dla media eksploatacyjne i pomocnicze. Częścią silnika mogą być również elementy sterujące, takie jak cylindry hydrauliczne lub serwomotory do obracania komory spalania lub zespołu dyszy (patrz również sterowanie wektorem ciągu ).

Komora spalania

Przecinana jednostka silnika RD-107 (w środku), u góry cylindryczna komora spalania, u dołu stożkowy kielich dyszy

Komora spalania to pojemnik wykonany z metalu, w którym paliwo jest mieszane z utleniaczem i spala się w sposób ciągły. Z reguły komory spalania są zaprojektowane jako cylindryczne ze względów produkcyjnych. Głowica wtryskowa lub płytka wtryskiwacza są umieszczone na przedniej stronie komory spalania, naprzeciw otworu dyszy. Mają one za zadanie intensywne i dokładne wymieszanie składników paliwa doprowadzonych w oddzielnych rurach podczas wtrysku w celu zapewnienia całkowitego i całkowitego spalania. Przepustowość może wynosić kilkaset litrów na sekundę przy dużych silnikach (do 155 ton na minutę dla F-1). Długość komory spalania musi być zwymiarowana tak, aby wtryskiwane składniki mogły całkowicie reagować ze sobą, z drugiej strony komora spalania musi być jak najbardziej zwarta, aby uniknąć niepożądanego przenoszenia ciepła do ścian. Ciśnienie w komorze spalania wynikające ze spalania może sięgać od poniżej 30 bar do znacznie ponad 100 bar (obecnie 205 bar dla SSME i ponad 245 bar dla RD-170/171) , w zależności od konstrukcji silnika . Według Elona Muska w sierpniu 2020 roku prototyp SpaceX Raptor osiągnął ciśnienie w komorze 330 barów.

Aby zapobiec stopieniu się i przepaleniu lub eksplozji komory spalania z powodu ogromnych temperatur i ciśnień spalania wewnątrz, należy ją schłodzić. Powszechnie stosowanymi metodami są chłodzenie aktywne lub regeneracyjne , w którym część paliwa lub utleniacza przepływa w postaci chłodzenia cieczą między dwuściennymi ściankami komory spalania, zanim zostanie wtryśnięta. Jeżeli składnik paliwa nie jest podawany do procesu spalania po przejściu przez płaszcz chłodzący, ale jest uwalniany do środowiska, jest to znane jako chłodzenie zrzutowe . Kolejnymi środkami są chłodzenie strzałowe i mgłowe , w którym specyficznie lokalnie powstaje nadmiar paliwa w strefie spalania przyściennej lub bezpośrednio przyściennej poprzez odpowiednie rozmieszczenie otworów wtryskowych do niższych tam temperatur spalania i wykorzystania utajonego ciepło parowania paliwa; ponadto ścianka jest również chroniona przed reakcją z utleniaczem. Stosuje się również powłoki ścian wewnętrznych odpornymi na ciepło materiałami izolacyjnymi (powłoki ceramiczne, włókna mineralne, takie jak azbest ) lub materiałami ablacyjnymi , które poprzez przejście fazowe podczas topienia tworzą izolującą cieplnie warstwę graniczną do ściany. Środki te stosuje się do mniejszych silników o krótkim czasie spalania, a także do wytwarzania komór spalania z odpornych na wysoką temperaturę stopów niobu lub tantalu , w tych przypadkach mówi się o chłodzeniu pasywnym .

Konstrukcja komory spalania, a także głowicy wtryskowej lub płyty wtryskiwacza stanowi wyzwanie podczas budowy i testowania, ponieważ awarie mogą prowadzić do nieciągłego spalania, a nawet rezonansowych oscylacji spalania, które mogą zagrażać całemu statkowi kosmicznemu poprzez reakcję za pośrednictwem słupów cieczy w przewody paliwowe i struktura mechaniczna (patrz efekt pogo ).

Dysza oporowa

Dysza rakietowa Pratt & Whitney RL-10 B z górnego stopnia Delta IV, pomarańczowa i górna ciemna część są nieruchome, dolna ciemna część po separacji stopni zostaje doprowadzona do pozycji roboczej za pomocą gwintowanych wrzecion.
Dysze rakietowe złożone z pojedynczych rurek chłodzących (XLR-87 z Titan I)

Dysza wydechowa w postaci dyszy Lavala łączy się bezpośrednio z komorą spalania . Składa się on ze zwężenia w celu zwiększenia prędkości gazu, tak zwanej szyjki dyszy, która z kolei łączy się w część w kształcie dzwonu lub stożka, w której ciąg jest generowany przez rozszerzanie się gazów. W aerospike silniki obecnie rozwijana powinna zrobić bez takiej dyszy ciąg w konwencjonalnym sensie.

Podobnie jak komora spalania, dysza jest narażona na wysokie obciążenia termiczne, które wymagają środków chłodzących. Stosowane są zarówno aktywne, jak i pasywne procesy chłodzenia. W procesie aktywnym składnik paliwa przeznaczony do schłodzenia jest podawany nie tylko do dwuściennej komory spalania, ale także przez dwuścienny dzwon dyszy; procesy chłodzenia pasywnego przeprowadzane są w taki sam sposób jak w komorze spalania. Specjalną formą chłodzenia dysz jest pierścieniowe wprowadzenie stosunkowo chłodnego gazu roboczego pomp turbo w metodzie przepływu obejściowego do kielicha dyszy mniej więcej w połowie odległości między szyjką dyszy a gardzielą, co było stosowane w silnikach F-1 rakiety Saturn 5. Czasami, zwłaszcza w przypadku jednoczesnego stosowania wewnętrznej kurtyny lub systemu chłodzenia folią, rezygnuje się z aktywnego chłodzenia kielicha dyszy, jak ma to miejsce w przypadku silnika Viking w Ariane 4 . Tutaj materiał nagrzewał się do czerwonego ciepła podczas pracy .

Często komora spalania i dysza są wykonane z jednej części. W celu uzyskania kanałów chłodzących potrzebnych do chłodzenia podstawową konstrukcję komory spalania lub zespołów dyszowych większych silników często stanowią wiązki rurek ze stali niklowej (np. z Inconelu X-750), które są wyginane w kształt obrabiane przedmioty być lutowane . Konstrukcje te są następnie wzmacniane pierścieniami usztywniającymi i masywnymi płaszczami oraz armaturą montażową i przyłączeniową. Podczas pracy rury przepływają przez czynnik chłodzący (paliwo lub utleniacz), zwykle w kierunku od otworu dyszy do komory spalania.

Stosunek powierzchni przekroju poprzecznego przewężenia dyszy i wylotu dyszy nazywany jest stosunkiem relaksacji . W zależności od warunków ciśnieniowych otoczenia, a tym samym ciśnienia zewnętrznego "przeciw" któremu silnik ma pracować (gęsta atmosfera na powierzchni ziemi, malejące ciśnienie wraz ze wzrostem wysokości aż do podciśnienia w przestrzeni), stopień rozprężania w praktyce wynosi około 10 do 100, specjalny. Projektowany europejski silnik górnego stopnia Vinci ma wysoki współczynnik 240, aby osiągnąć wysoki impuls właściwy przy niskim ciśnieniu otoczenia. W przypadku czystych silników niższego stopnia, które pracują tylko w gęstszych warstwach atmosfery, wystarczające są mniejsze współczynniki rozszerzalności, silniki górnego stopnia i silniki orbitalne wymagają wyższych współczynników rozszerzalności dla wydajnej pracy, ale maksymalna możliwa i dopuszczalna ekspansja jest również ograniczona, patrz kryterium Summerfielda . Aby obejść te problemy konstrukcyjne dyszy oporowej, prowadzone są badania nad silnikami aerospikowymi, których współczynnik rozszerzalności dostosowuje się do ciśnienia otoczenia.

Wyższe współczynniki rozprężania wymagają większych, a przez to cięższych kielichów dysz, które ze względu na swoją całkowitą długość mogą również niekorzystnie wpływać na ogólną konstrukcję rakiety (wymagane są dłuższe adaptery stopni, aby pomieścić dysze), dlatego niektóre górne stopnie silniki posiadają wysuwaną dyszę, dzięki której po separacji stopni a przed zapłonem dolna część wysuwana kielicha dyszy jest wysuwana teleskopowo nad część dzwonu, która jest na stałe połączona z komorą spalania (projektowana dla Vinci , realizowana dla RL10B- 2 w górnym stopniu Delty IV ).

Rodzaje dostaw paliwa

Każdy silnik rakietowy na ciecz ma komorę spalania z przylegającą dyszą oporową jako centralny element. Główne różnice pomiędzy poszczególnymi konstrukcjami polegają na tym, w jaki sposób paliwo dostaje się ze zbiorników do komory spalania oraz w jaki sposób w przypadku silników z turbopompami również czynnik roboczy turbin (gorący gaz) ponieważ transportowane jest paliwo i utleniacze.

Dostawa gazu pod ciśnieniem

Schemat napędu sprężonego gazu statku kosmicznego Apollo (CSM)

Zasilanie sprężonym gazem (ang. Pressure-fed cycle ) jest najprostszym przykładem wykonania, całkowicie unika pomp mechanicznych i wspomaga paliwo przez zbiorniki gazem obojętnym (zwykle helem ), który w oddzielnych butlach ciśnieniowych jest transportowany pod ciśnieniem i pod ciśnieniem. Ciecze są wtłaczane do komór spalania przez ciśnienie w zbiorniku za pomocą prostych rurociągów. Ograniczenia tej konstrukcji, która jest prosta i stosunkowo niezawodna ze względu na niewielką liczbę komponentów, polegają na tym, że zbiorniki muszą być stosunkowo stabilne i ciężkie jak zbiorniki ciśnieniowe, aby wytrzymać ciśnienie gazu transportującego i osiągalną komorę spalania ciśnienie jest również ograniczone przez maksymalne dopuszczalne nadciśnienie w zbiornikach. Zastosowanie jest zatem ograniczone do mniejszych i słabszych zastosowań ciągu, na przykład sterów strumieniowych i manewrowych dla statków kosmicznych lub silników apogeum . Praktyczne przykłady są wejścia i zejścia silniki z księżycowego Apollo modułu lub głównego silnika z modułem komenda / usługowego w kosmicznych Apollo . Dzięki zastosowaniu komponentów hipergolicznych możliwe było zbudowanie bardzo prostych, niezawodnych silników z bardzo niewielką liczbą komponentów mechanicznych, które można niezawodnie zapalić nawet po kilkudniowych misjach lub które zostały zaprojektowane do wielokrotnego ponownego zapłonu, jak główny silnik Apollo-CSM .

Dostawa pompy

Odetnij turbopompę rakiety A4

Z drugiej strony, silniki o większej mocy wykorzystują pompy mechaniczne do transportu paliw ze zbiorników, które są pod bardzo niewielkim nadciśnieniem, do komory spalania („aktywne dostarczanie paliwa”). Ponieważ zapotrzebowanie mocy napędowej dla tej pracy pompowania jest bardzo wysokie (do kilkudziesięciu megawatów na silnik, przy pompie Mark 10 każda z pięciu F-1 rakiety księżycowej Saturn o mocy ponad 41 megawatów (55 000 koni mechanicznych), 190 megawatów przy Rosyjski RD-170 ) brane są pod uwagę tylko kompaktowe pompy odśrodkowe napędzane turbinami gazowymi , których gaz roboczy jest generowany niezależnie od otaczającej atmosfery wraz z niesionymi paliwem rakietowym. Taka turbopompa zwykle składa się z urządzenia do generowania gazu roboczego, samej turbiny roboczej oraz jednej lub więcej jedno- lub wielostopniowych pomp promieniowych (po jednej dla paliwa i utleniacza), które są napędzane mechanicznie przez turbinę. Często przynajmniej turbina i zespoły pomp są połączone w obudowie i umieszczone na wspólnym wale. Pompy turbo są zwykle montowane na stelażu na silniku w bezpośrednim sąsiedztwie komory spalania. Istnieją również układy, w których centralna turbopompa zasila jednocześnie kilka pojedynczych komór spalania, tak jak w RD-170 jedną pompą na cztery komory spalania.

W zależności od rodzaju wytwarzania gorącego gazu i schematu przepływu różnych mediów, gorącego gazu i paliw, z biegiem czasu rozwinęły się różne warianty dostarczania aktywnego paliwa. Wymienione warianty podstawowe można często podzielić na podwarianty.

Proces poboczny

W procesie przepływu obejściowego ( obieg generatora gazu lub obieg otwarty ) część paliwa i utleniacza pompowana do komory spalania jest kierowana i spalana w oddzielnej komorze spalania. Niestechiometryczny spalania (paliwo lub utleniacz nadmiar) jest skierowany w celu obniżenia temperatury gorących gazów do poziomu, który jest tolerowany dla materiałów turbiny (400 do 700 K ). Gdy przepływ gorącego gazu w turbinie wykona swoją pracę, rozluźniony gorący gaz jest albo używany do chłodzenia dyszy, albo uwalniany do środowiska przez rurę wydechową obok dyszy oporowej. W tym wariancie silnika występują co najmniej dwa przepływy (przepływ główny do głównej komory spalania i paliwo do komory spalania generatora gazu w przepływie wtórnym; ewentualnie trzeci przepływ do chłodzenia dyszy i komory spalania). Około pięć procent całkowitego paliwa na etapie jest wykorzystywane do napędzania pompy z powodu niepełnego spalania i nie jest już dostępne do rzeczywistego generowania ciągu silnika rakietowego; z drugiej strony jest to wypróbowana i przetestowana, sprawdzona i kontrolowana technologia. Proces sidestream jest najstarszym i najbardziej rozpowszechnionym wariantem. Wiele większych silników rakietowych działa zgodnie z tą zasadą, w tym F-1 podetapu Saturna S1C . Wariantem podrzędnym jest zastosowanie oddzielnego paliwa do turbopompowego generatora gazu, jak w pocisku V2/A4 lub RD-107 radzieckiego pocisku Sojuz/R7 , które wykorzystują katalityczny rozkład nadtlenku wodoru do generowania pompy gaz roboczy.

Główny proces

Model RD-170, silnik przepływowy z centralną turbopompą na cztery komory spalania

W później opracowanego głównego procesu przepływowego (angielski etapowe spalanie lub obieg zamknięty ), zasada procesu bocznego strumienia zmienia się w taki sposób, że większa część albo cały strumień a paliwo przebiegów składowych przez generator gazowy (tu zwanego wstępnego - palnik ) i przy bardzo małym udziale drugiego składnika reaguje niestechiometrycznie. Rezultatem jest strumień gorącego gazu, który nadal zawiera duże nadmiary nieprzereagowanego paliwa lub utleniacza, który po napędzie turbiny turbopompy jest podawany bezpośrednio do głównej komory spalania i tam bierze udział w regularnej reakcji spalania w celu wytworzenia ciągu z pozostałe składniki są tam wstrzykiwane. W przeciwieństwie do metody z przepływem obejściowym, żadne niewykorzystane składniki paliwa nie wychodzą za burtę, które nie wpływają na ogólny pęd silnika. Dzięki procesowi przepływu głównego można osiągnąć najwyższe ciśnienia w komorze spalania i wysokie impulsy właściwe, z drugiej strony proces ten stawia najwyższe wymagania w zakresie rozwoju i produkcji ze względu na wysokie ciśnienia w rurociągach i obsługę przepływu gorącego gazu . Znani przedstawiciele głównego procesu przepływu to SSME , RD-0120 i ponownie RD-170 .

Proces ekspandera

Odmianą procesu głównego przepływu jest cykl ekspandera . Różni się on od procesu głównego przepływu tym, że nie stosuje się generatora gazu ani wstępnego palnika ( wstępnego palnika ). Zamiast tego jeden z dwóch składników paliwa jest pompowany przez płaszcz chłodzący w celu schłodzenia komory spalania. Ciecz odparowuje, a rozprężający się strumień pary przegrzanej napędza turbinę roboczą pomp zasilających. Po przejściu przez turbinę przepływ ten kierowany jest do głównej komory spalania, podobnie jak w procesie głównego przepływu. Proces ten działa tylko z substancjami, które nie ulegają rozkładowi podczas parowania, a po rozprężeniu w turbinie nadal znajdują się w fazie gazowej, jak np. B. kriogeniczny tlen (LOX) lub wodór lub węglowodory o niskiej masie cząsteczkowej, takie jak metan , etan i propan ; Na przykład nafta skondensowałaby się tutaj ponownie zbyt szybko. Przykłady motocyklowych ekspandera są RL 10 na górnym poziomie Centaur lub Europejski Vinci . Proces został miejscami zmodyfikowany w taki sposób, aby tylko niewielka ilość paliwa odparowywała w płaszczu chłodzącym komory spalania i po zastosowaniu jako czynnik roboczy dla turbopompy była uwalniana do otoczenia ( obieg odpowietrzania ekspandera ), np B. LE-5A japońskiego pocisku HIIA .

Zalety i wady

Zalety:

  • W przeciwieństwie do rakiet na paliwo stałe, niektóre silniki płynne można wyłączyć i ponownie zapalić. Jest to ważne dla sterów strumieniowych, gdy wymagane są tylko krótkie impulsy lub opuszczenie orbity okołoziemskiej (na przykład w sekwencji S-IVB lotów księżycowych Apollo).
  • Rakietę można zmontować bez paliwa i przetransportować na miejsce startu, dzięki czemu jest lżejsza i nie ma ryzyka wybuchu lub pożaru podczas montażu i transportu. Tankowanie odbywa się na krótko przed startem. Jednak na wyrzutni muszą być dostępne specjalne udogodnienia.
  • Silniki płynne można sprawdzić pod kątem ich działania (ciąg, prędkość pompy, ciśnienie w komorze spalania) między zapłonem a startem rakiety z wyrzutni.
  • Siła ciągu może być regulowana podczas pracy.
  • Rakiety na paliwo ciekłe często zużywają paliwo wydajniej niż rakiety na paliwo stałe, a tym samym osiągają wyższe prędkości maksymalne przy tej samej ilości paliwa.
  • Często stosowana kombinacja paliw LOX / LH2 spala się, tworząc wodę i dlatego jest lokalnie nieszkodliwa ekologicznie.

Niekorzyść:

  • Rakiety i silniki na ciecz są droższe, bardziej złożone i dlatego bardziej podatne na błędy niż rakiety na paliwo stałe.
  • Środek ciężkości pocisku przesuwa się w miarę zużywania paliwa . System stabilizacji i kontroli pocisku musi być w stanie skompensować to przemieszczenie.
  • Efekt pogo może wystąpić (wibracje w mocy silnika z powodu rezonansów ciekłych kolumnach przewodów paliwowych i mechanicznej konstrukcji rakiety).
  • Pociski płynne są bardziej niebezpieczne do wybuchu w przypadku wycieku, ponieważ płyny są łatwiej palne.
  • Niektóre paliwa (w tym pochodne hydrazyny) są toksyczne; jeśli zostaną uwolnione (niewłaściwe rozruchy, wypalone stopnie spadają na ziemię), mogą wystąpić szkody dla środowiska.
  • Paliwa kriogeniczne mogą być uzupełniane tylko na krótko przed startem, w przeciwnym razie przedwcześnie wyparują z powodu rozgrzania, co zapobiega szybkim startom lub dłuższej gotowości do startu. Niektóre paliwa płynne nadające się do przechowywania są silnie żrące lub żrące i z czasem atakują materiały konstrukcji rakiety.

Paliwa

Najbardziej energetyczną mieszanką paliwową używaną obecnie w rakietach płynnych jest kriogeniczny tlen i wodór (LOX / LH 2 ).

W zależności od zastosowanej mieszanki paliwowej w komorze spalania mogą występować temperatury do 4200 °C i ciśnienia powyżej 25 MPa.

Producent (wybór)

Zobacz też

literatura

Indywidualne dowody

  1. ↑ Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) silniki lotnicze i odrzutowe Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , s. 268 n.
  2. ^ Zdjęcie i opis Waltera 109-509C z Me 163
  3. ↑ a b c d e f Stages to Saturn - Fire, Smoke and Thunder: The Engines Publication w archiwum historii NASA o silniku F-1 (angielski)
  4. ↑ https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Źródło 17 sierpnia 2020 .
  5. ↑ Przedstawienie wysuwanego stożka wyjściowego na RL-10B2 w Encyclopedia Astronautica (angielski)
  6. ↑ Power Cycles - Opis różnych procesów dostarczania pomp na braeunig.us (Polski)
  7. ↑ Artykuł o technologii silników rakietowych na stronie Bernda Leitenbergera
  8. ↑ Wiebke Plenkers, Martin B. Kalinowski: Niebezpieczne scenariusze uwolnienia plutonu w wyniku udanego startu z systemem obrony przeciwrakietowej. (PDF; 1,2 MB) Centrum Nauki i Badań nad Pokojem Carla Friedricha von Weizsäckera, grudzień 2008, s. 17 , dostęp 5 grudnia 2015 .

linki internetowe